Большой космический обман США. Часть 20. Аэродинамический нагрев и «космические» капсулы НАСА. А. В. Панов
Чтение книги онлайн.

Читать онлайн книгу Большой космический обман США. Часть 20. Аэродинамический нагрев и «космические» капсулы НАСА - А. В. Панов страница 11

СКАЧАТЬ Правда, расход топлива при этом достигал бы очень больших значений: ведь надо было создать значительные управляющие моменты для компенсации моментов, возникающих под действием аэродинамических сил. И с точки зрения затрат огромных масс топлива этот путь неприемлем. Более простое решение – смещение центра масс относительно оси симметрии. У фары в качестве основной несущей поверхности используется передняя сгонка – днище, имеющее форму сегмента сферы относительно небольшой кривизны. Боковая поверхность спускаемого аппарата выполняется либо в форме конуса, либо при сочетании конуса и части сферы. Спуск аппарата осуществляется днищем вперед. Поскольку по внешнему виду спускаемый аппарат является телом вращения, то его центр давления (результирующей силы аэродинамического воздействия) находится на оси симметрии.

      Рис.1. Смещение центра масс спускаемого аппарата: 1 – подъемная сила; 2 – направление полета; ЦМ – центр масс; ЦД – центр давлений; заштриховано место наиболее массивного оборудования.

      Так что смещенный центр масс располагают между днищем и центром давления. Такая центровка обеспечивает устойчивое положение спускаемого аппарата в воздушном потоке (днищем вперед), а также несимметричное обтекание спускаемого аппарата. Благодаря последнему, появляется подъемная сила, перпендикулярная набегающему потоку“. [2] Возникновение подъемной силы было использовано в полетах советских космических аппаратов. Они снижали скорость своего входа в атмосферу с помощью двойного погружения в атмосферу: „Для спускаемого аппарата с системой управления движением возвращение с Луны может решаться и иным путем.

      Рис.2. Двойное погружение в атмосферу: 1 – первый вход в атмосферу; 2 – выход из атмосферы; 3 – второй вход в атмосферу; 4 – посадка; 5 – условная граница атмосферы; 6 – коридор входа. При достаточно крутом входе в атмосферу, когда угол входа больше 2°, траектория спускаемого аппарата даже при малых постоянных значениях угла атаки и небольшом коэффициенте качества (в пределах 0,2—0,3) содержит восходящие участки, т. е. возможно рикошетирование аппарата. В этом случае допустимо двойное погружение спускаемого аппарата в атмосферу (рис. 2). При подлете к Земле со второй космической скоростью при угле входа 3° спускаемый аппарат после первого погружения выходит из атмосферы на эллиптическую орбиту и затем вновь входит в атмосферу, но уже на расстоянии 10000 км от точки выхода.

      Однако обеспечение точного места посадки при этом затруднительно, поскольку при отклонении скорости на 0,001 (около 8 м/с) от расчетной приводит к отклонению дальности точки вторичного входа в атмосферу на 300 км, а отклонение угла наклона траектории на 0,1° – к отклонению дальности на 180 км. Чтобы эта неопределенность уменьшилась, траектория должна иметь как можно больший угол наклона в точке вылета СКАЧАТЬ